一种航空发动机的燃气涡轮导向器的制作方法

1.本发明涉及涡轮发动机技术领域，更具体的说涉及一种航空发动机的燃气涡轮导向器。


背景技术：

2.现有的航空涡轮发动机燃气涡轮导向器广泛采用高温合金精铸和气膜冷却，燃气在导向器通道内加速偏转，呼啸而过，气动激振力强大。大发动机的燃气涡轮导向器采用扇形块拼装成整环，单片导向器叶片可以采用定向结晶或单晶，各块导向器各自发生热变形和振动，互相摩擦，使振动应力显著降低，很少裂纹扩展，但是零件数量多，装配关系复杂，制造成本高。中小型航空涡轮发动机燃气涡轮导向器采用整环焊接或整体精铸，减少零件数量。但是整体精铸燃气涡轮导向器的刚性高，自振频率高，振动阻尼小，热应力大，其开裂趋势明显高于整环焊接的燃气涡轮导向器。
3.现有技术cn201420831817.9公开涡轮导向器，包括包括内圈(10)、外圈(20)和若干导向叶片(30)，所述外圈(20)的内圆周面上开设有若干安装孔(21)，所述安装孔(21)围绕外圈(20)的轴线均布，所述导向叶片(30)的一端固定连接在内圈(10)的外圆周面上，导向叶片(30)的另一端插入安装孔(21)内，所述导向叶片(30)的数量与安装孔(21)的数量相同。
4.现有技术公开了的涡轮导向器中，仅仅公开了一种涡轮导向器基础机构，并未公开如何降低热应力的技术方案，即现有技术中仍然存在热应力大、导向器容易开裂报废的技术缺陷。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题在于克服现有技术中的缺陷，提供一种热应力小、使用寿命长的航空发动机的燃气涡轮导向器，从而解决导向器热应力大的技术问题。
6.本发明的目的通过以下技术方案实现：
7.公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器，所述导向器包括环形内环、环形外环以及连接所述环形内环与环形外环的导向叶片；所述环形内环设置有第一气膜孔，所述环形外环上设置有第二气膜孔，所述导向叶片上设置有第三气膜孔；所述导向叶片具有连接环形内环内表面与环形外环外表面的中空腔体，所述中空腔体内卡扣连接有对导向叶片起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管，所述导向器的前端与火焰筒套接，所述导向器的末端与涡轮内机匣连接，所述环形内环、环形外环以及导向叶片一体成型。
8.优选地，导向叶片数量为18个。
9.优选地，所述环形内环临近涡轮内机匣的端部上设置有第一花边，所述第一花边上设置有与火焰筒适配的叉耳。
10.优选地，所述环形外环临近涡轮内机匣的端部上设置有第二花边，所述第二花边上设置有与涡轮内机匣适配的销孔安装座。
11.优选地，所述中空腔体的内表面设置有第一凸起，所述导向叶片通过所述第一凸起顶抵所述冲击管的外表面；所述冲击管的外表面上设置有第二凸起，所述第二凸起卡固连接中空腔体一端部边缘。
12.优选地，冲击管的的外表面与所述中空腔体内表面紧密贴合。
13.优选地，所述冲击管为铁基高温合金板材环绕弯折形成，弯折形成后的冲击管上具有开缝。
14.优选地，所述冲击管上设置有第四气膜孔。
15.优选地，所述环形内环上设置有用于安装变阻片的导向槽，所述导向槽一端连接所述环形内环临近涡轮内机匣的端部，另一端与所述环形内环远离涡轮内机匣的端部不连接。
16.优选地，所述变阻片包括安装在导向槽内的长形条以及连接所述长形条的横条，所述横条与涡轮内机匣连接。
17.优选地，所述变阻片由弹性变阻片。
18.与现有技术相比，本发明的导向器，导向器的前端与火焰筒套接，所述导向器的末端与涡轮内机匣连接；环形内环、环形外环以及导向叶片构成其主体架构，且三者为一体成型，通过此设计，减少了相连部件直接用于连接固定的零部件，使得整体结构更加精炼，并且也降低了组装时间。同时，冷气从内火焰筒后止口的小孔吹向内壁，在环形内环设置有第一气膜孔，形成内流道冷气膜附面层；冷气从外壁止口的缺孔进入流道，所述环形外环上设置有第二气膜孔，形成内流道冷气膜附面层；并且，将导向叶片设计为具有中空腔体的空心结构，并且在中空腔体内卡扣连接有对导向叶片起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管。通过以上设计，从而降低整个导向器的热应力。
19.其具有以下有益效果：
20.1)环形内环、环形外环以及导向叶片为一体成型，减少发动机图号和零部件数量，减少复杂的焊接工序，便于批量生产，降低制造成本。
21.2)允许更高的燃气温度和燃气压力，使热机效率提高。
22.3)可靠性提升，减少故障发生率，减少维护修理工作，发动机大修寿命延长。
23.4)热应力更低，热循环残余变形更小，同轴度更好。
24.5)振动阻尼更大，振动应力更小，导向叶片使用寿命更长，导向器寿命寿命更长。
附图说明
25.图1为本发明一种航空发动机的燃气涡轮导向器的结构示意图；
26.图2为本发明一种航空发动机的燃气涡轮导向器的剖面图；
27.图3为本发明一种航空发动机的燃气涡轮导向器中冲击管的结构示意图；
28.图4为本发明一种航空发动机的燃气涡轮导向器中变阻片的结构示意图；
29.图5为本发明一种航空发动机的燃气涡轮导向器与涡轮内机匣的连接示意图。
具体实施方式
30.为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本发明进行详细阐述。
31.在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本技术，但是，本技术还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本技术的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
32.另外，在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
33.在本技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
34.在本技术中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本技术的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
35.实施例1
36.如图1所示，公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器，导向器包括环形内环1、环形外环2以及连接环形内环1与环形外环2的导向叶片3；环形内环1设置有第一气膜孔4，环形外环2上设置有第二气膜孔5，导向叶片3上设置有第三气膜孔；导向叶片3具有连接环形内环1内表面与环形外环2外表面的中空腔体6，中空腔体6内卡扣连接有对导向叶片6起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管7，导向器的前端与火焰筒套接，导向器的末端与涡轮内机匣13连接，环形内环1、环形外环2以及导向叶片3一体成型。
37.在本实施例中，导向器的前端与火焰筒套接，导向器的末端与涡轮内机匣13连接。导向器主要包括一体成型的环形内环1、环形外环2以及导向叶片3，导向叶片3连接在环形内环1以及环形外环2之间。在本实施例中，具体可以设置18个导向叶片，当然导向叶片的数量也可以不只18个。具体可以通过精铸的手段加工而成，其优点在于整体精铸燃气涡轮导向器的有利于性能的效果是允许更高的燃气温度(约1450k)，和燃气压力，使热机效率提高。同时，整体精铸燃气涡轮导向器的有利于制造的效果是减少发动机图号和零部件数量，减少复杂的焊接工序，便于批量生产，降低制造成本。适当的导叶壁厚和强度适应更高的负荷，使涡轮作功更多，只需一级燃气涡轮就足够驱动压气机；并且整体精铸燃气涡轮导向器的有利于使用的效果是可靠性提升，减少故障发生率，减少维护修理工作，发动机大修寿命
延长；以及整体精铸燃气涡轮导向器方便采用合金粉末激光快速打印成型工艺制造导向器试验件用于试验发动机。通过精铸，不仅提高了导向器的生产效率，同时连接更稳固，避免了导向器使用过程中产生裂痕。环形外环2以及环形内环1形状呈喇叭状，在环形内环1设置有第一气膜孔4，环形外环2上设置有第二气膜孔5。冷气从内火焰筒后止口的小孔吹向环形内环1前端位置上的一圈环绕设置的第一气膜孔4，形成内流道冷气膜附面层；冷气从外壁止口的缺孔进入流道吹向环形外环2前端位置上的一圈环绕设置的第二气膜孔5，形成外流道冷气膜附面层。导向叶片上也同时设置有第三气膜孔，并且，导向叶片3为具有中空腔体6的空心结构，并且在中空腔体6内设置有增加振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管7。通过此设计，降低了导向叶片的热应力，热应力更低，热循环残余变形更小，同轴度更好。从而保证了导向叶片在作业过程中结构稳定性，最终提高导向器的使用寿命。
38.实施例2
39.如图1所示，公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器，导向器包括环形内环1、环形外环2以及连接环形内环1与环形外环2的导向叶片3；环形内环1设置有第一气膜孔4，环形外环2上设置有第二气膜孔5，导向叶片上设置有第三气膜孔；导向叶片3具有连接环形内环1内表面与环形外环2外表面的中空腔体6，中空腔体6内卡扣连接有对导向叶片6起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管7，导向器的前端与火焰筒套接，导向器的末端与涡轮内机匣13连接，环形内环1、环形外环2以及导向叶片3一体成型。
40.本实施例与实施例1的区别点在于：环形内环1临近涡轮内机匣13的端部上设置有第一花边8，第一花边8上设置有与火焰筒适配的叉耳9；环形外环2临近涡轮内机匣13的端部上设置有第二花边10，第二花边10上设置有与涡轮内机匣13适配的销孔安装座11。当导向套分别与火焰筒以及涡轮内机匣13套接时。整体精铸燃气涡轮导向器承受的气动扭矩与燃气涡轮相当，因此外圆环边受力比较大，共有16个销钉和螺钉连接承受剪应力。从高温强度考虑，径向叉耳安排在温度稍低的涡轮内机匣13上，第二花边10打精密圆孔安装销钉。螺钉和自锁螺母将导向器和涡轮内机匣13轻轻并紧，当导向器热胀冷缩时涡轮内机匣13纹丝不动。通过以上设计，使导向套与火焰筒以及涡轮内机匣13连接更稳定。
41.整体精铸燃气涡轮导向器采用镍基高温合金材料，根据合金熔液流动性能，该铸件一般厚度1.6～1.5mm，最薄的叶身壁厚1.2～1.0mm，最厚的安装叉耳、圆环边的厚度4～3mm，机械加工面最终厚度3mm。好钢用在刀刃上，镍基高温合金整体精铸燃气涡轮导向器只包含导向叶片3、环形外环2、环形内环1、叉耳9和花边，流道壁尽量设计短一些，第一花边8以及第二花10边也安排多处花边缺口。精简设计使整体精铸件尺寸小重量轻，对镍基高温合金从冶炼到冷却的整个铸造流程都是非常有利的，最终导向器的结构更加简便。
42.实施例3
43.如图1所示，公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器，导向器包括环形内环1、环形外环2以及连接环形内环1与环形外环2的导向叶片3；环形内环1设置有第一气膜孔4，环形外环2上设置有第二气膜孔5，导向叶片上设置有第三气膜孔；导向叶片3具有连接环形内环1内表面与环形外环2外表面的中空腔体6，中空腔体6内卡扣连接有对导向叶片6起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管7，导向器的前端与火焰筒套接，导向器的末端与涡轮内机匣13连接，环形内环1、环形外环2以及导向叶片3一体成型。
44.本实施例与实施例1的区别点在于：中空腔体6的内表面设置有第一凸起，导向叶
片3通过第一凸起顶抵连接冲击管7的外表面。述冲击管的外表面上设置有第二凸起，将冲击管7塞进中空内腔6时，第二凸起卡固连接中空腔体一端部边缘，中空腔体6上的第一凸起将顶抵在冲击管7的外表面上，从而使得导向叶片3与冲击管7固定连接。为了将冲击管7塞入中空内腔6，可以将第一凸起设置为圆形第一凸起。冲击管7的的外表面与中空腔体6内表面紧密贴合，从而增加两者之间的接触面积，从而增加导向叶片3的振动阻尼，具体还可以将冲击管7的厚度与导向叶片3相对中空腔体6的厚度设置相同。为进一步防护导向叶片3，还可以在导向叶片3的外表面上设置渗铝铬和铝硅。冲击管7具体可以采用具有具有耐高温性以及弹性的铁基高温合金板材弯折而成，弯折形成后的冲击管上具有开缝，具体一定的弹性。同时，还可以在冲击管7上设置第四气膜孔70，从而导向叶片的加快热传递，提高导向叶片3的寿命，最终提高导向器的寿命寿命。
45.在导向叶片3的中空腔体6的表面有许多半球形凸点与冲击管7接触，也起到振动阻尼和气流冷却的作用。振动阻尼更大，振动应力更小，导向器的使用寿命更长。装配姿态下的燃气涡轮导向器的敲击声音沉闷，迅速衰减，从而还能起到降噪作用。
46.实施例4
47.如图1所示，公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器，导向器包括环形内环1、环形外环2以及连接环形内环1与环形外环2的导向叶片3；环形内环1设置有第一气膜孔4，环形外环2上设置有第二气膜孔5，导向叶片上设置有第三气膜孔；导向叶片3具有连接环形内环1内表面与环形外环2外表面的中空腔体6，中空腔体6内卡扣连接有对导向叶片6起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管7，导向器的前端与火焰筒套接，导向器的末端与涡轮内机匣13连接，环形内环1、环形外环2以及导向叶片3一体成型。
48.本实施例与上述实施例的区别点在于：环形内环1上设置用于安装变阻片12的导向槽，本实施例中设置有九个均匀设置的导向槽。导向槽一端连接环形内环1临近涡轮内机匣13的端部，另一端与环形内1环远离涡轮内机匣13的端部不连接。变阻片12包括安装在导向槽内的长形条120以及连接长形条120的横条121，横条121与涡轮内机匣13连接，具体将可以变阻片12设置为具有弹性的变阻片。相比较而言，整体精铸燃气涡轮导向器的缺点是铸造缺陷难于避免，厚度大，刚度高，热应力大，自振频率高，自身振动阻尼小。整体精铸毛坯敲击声音清脆，余音绕梁，这对热端部件不是好事。因此在环形内环1上预制9条导向槽(宽0.3mm)，相当于预制裂纹，热应变使窄缝宽度变形，防止导向叶片3拉裂。切割窄缝使刚度下降，自振频率也下降。内壁和内环切割窄缝不会扩展为裂纹。在导向槽内插入0.2mm厚的弹性变阻片12，当燃气涡轮导向器振动时。弹性变阻片12在导向槽内摩擦，使振动幅度衰减，从而降低动应力，延长燃气涡轮导向器的循环寿命。
49.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明的技术方案所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述导向器包括环形内环、环形外环以及连接所述环形内环与环形外环的导向叶片；所述环形内环设置有第一气膜孔，所述环形外环上设置有第二气膜孔，所述导向叶片上设置有第三气膜孔；所述导向叶片具有连接环形内环内表面与环形外环外表面的中空腔体，所述中空腔体内设置有对导向叶片起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管，所述导向器的前端与火焰筒套接，所述导向器的末端与涡轮内机匣连接，所述环形内环、环形外环以及导向叶片一体成型。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述导向叶片数量为18个。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述环形内环临近涡轮内机匣的端部上设置有第一花边，所述第一花边上设置有与火焰筒适配的叉耳。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述环形外环临近涡轮内机匣的端部上设置有第二花边，所述第二花边上设置有与涡轮内机匣适配的销孔安装座。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述中空腔体的内表面设置有第一凸起，所述导向叶片通过所述第一凸起顶抵所述冲击管的外表面；所述冲击管的外表面上设置有第二凸起，所述第二凸起卡固连接中空腔体一端部边缘。6.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述冲击管的的外表面与所述中空腔体内表面紧密贴合。7.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述冲击管为铁基高温合金板材环绕弯折形成，弯折形成后的冲击管上具有开缝。8.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述冲击管上设置有第四气膜孔。9.根据权利要求1所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述环形内环上设置有用于安装变阻片的导向槽，所述导向槽一端连接所述环形内环临近涡轮内机匣的端部，另一端与所述环形内环远离涡轮内机匣的端部不连接。10.根据权利要求9所述的一种航空发动机的燃气涡轮导向器，其特征在于，所述变阻片包括安装在导向槽内的长形条以及连接所述长形条的横条，所述横条与涡轮内机匣连接，所述变阻片具有弹性。

技术总结
本发明涉及涡轮发动机技术领域，公开一种航空发动机的燃气涡轮导向器；包括环形内环、环形外环以及连接环形内环与环形外环的导向叶片；环形内环设置有第一气膜孔，环形外环上设置有第二气膜孔，导向叶片具有连接环形内环内表面与环形外环外表面的中空腔体，中空腔体内卡扣连接有对导向叶片起振动阻尼以及气流冷却作用的冲击管，导向器的前端与火焰筒套接，所述导向器的末端与涡轮内机匣连接，所述环形内环、环形外环以及导向叶片一体成型。通过以上设计，导向器的热应力更小，结构更加稳定，寿命更久，环形内环开有减振导向槽，装有其振动阻尼作用的变阻片，不仅可以降噪，同时还能提高振动阻尼，进一步提高导向器的寿命。进一步提高导向器的寿命。进一步提高导向器的寿命。


技术研发人员：刘飞亭 阳剑 廖少峰 吴学深 蒋新源
受保护的技术使用者：中国航发南方工业有限公司
技术研发日：2022.12.08
技术公布日：2023/5/14